NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 17.69 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s830-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s830-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S830 Airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3451 0.12314 0.11900 -0.0650 0.9759 0.1020
-10.250 -0.3592 0.11601 0.11190 -0.0728 0.9706 0.1071
-10.000 -0.4005 0.10840 0.10428 -0.0806 0.9626 0.1084
-9.750 -0.3550 0.10541 0.10132 -0.0802 0.9604 0.1155
-9.500 -0.3704 0.10046 0.09638 -0.0829 0.9519 0.1192
-9.250 -0.3985 0.09385 0.08970 -0.0894 0.9464 0.1212
-9.000 -0.4310 0.08991 0.08571 -0.0901 0.9356 0.1215
-8.750 -0.4614 0.08678 0.08253 -0.0899 0.9255 0.1214
-8.500 -0.4944 0.08376 0.07940 -0.0900 0.9156 0.1218
-8.250 -0.5332 0.08163 0.07686 -0.0917 0.9035 0.1242
-7.750 -0.5279 0.07359 0.06864 -0.0932 0.8900 0.1392
-7.500 -0.5276 0.06944 0.06459 -0.0919 0.8822 0.1474
-7.250 -0.5147 0.06517 0.06016 -0.0948 0.8778 0.1654
-7.000 -0.5227 0.06254 0.05745 -0.0932 0.8680 0.1792
-6.750 -0.5042 0.05869 0.05329 -0.0967 0.8635 0.2028
-6.000 -0.3804 0.05030 0.04262 -0.0957 0.8483 0.0684
-5.750 -0.3643 0.04869 0.04084 -0.0930 0.8409 0.0599
-5.500 -0.3298 0.04732 0.03880 -0.0927 0.8356 0.0534
-5.250 -0.2958 0.04448 0.03595 -0.0928 0.8331 0.0552
-5.000 -0.2853 0.04381 0.03525 -0.0897 0.8252 0.0560
-4.750 -0.2595 0.04272 0.03414 -0.0879 0.8203 0.0573
-4.500 -0.2270 0.04180 0.03323 -0.0855 0.8175 0.0590
-4.000 -0.2061 0.04198 0.03345 -0.0763 0.8040 0.0670
-3.750 -0.1765 0.04351 0.03517 -0.0696 0.8015 0.0792
-3.500 -0.1880 0.04459 0.03642 -0.0629 0.7907 0.0832
-3.250 -0.1597 0.04303 0.03491 -0.0655 0.7869 0.1024
-2.750 0.1389 0.06025 0.05332 -0.0633 0.7920 0.7532
-2.500 0.1718 0.05886 0.05177 -0.0655 0.7885 0.7539
-2.250 0.2121 0.05726 0.05001 -0.0690 0.7867 0.7546
-2.000 0.2575 0.05551 0.04809 -0.0733 0.7855 0.7556
-1.750 0.1938 0.05866 0.05136 -0.0583 0.7708 0.7680
-1.500 0.1876 0.05890 0.05162 -0.0539 0.7596 0.7698
-1.250 0.2222 0.05767 0.05027 -0.0561 0.7567 0.7713
-1.000 0.2239 0.05807 0.05065 -0.0530 0.7495 0.7751
-0.750 0.2947 0.05524 0.04762 -0.0611 0.7530 0.7769
-0.500 0.2383 0.05778 0.05027 -0.0482 0.7395 0.7865
-0.250 0.1747 0.06067 0.05329 -0.0343 0.7265 0.7996
0.000 0.2152 0.05935 0.05186 -0.0375 0.7244 0.8012
0.250 0.2565 0.05809 0.05051 -0.0407 0.7229 0.8036
0.500 0.1878 0.06142 0.05399 -0.0270 0.7103 0.8171
0.750 0.2254 0.06042 0.05290 -0.0295 0.7082 0.8210
3.000 0.1106 0.06786 0.06025 -0.0118 0.6723 0.7184
3.250 0.1282 0.06904 0.06140 -0.0159 0.6714 0.7100
3.500 0.1487 0.07034 0.06268 -0.0202 0.6701 0.7028
3.750 0.1662 0.07160 0.06393 -0.0224 0.6718 0.6993
4.000 0.1922 0.07301 0.06532 -0.0274 0.6723 0.6947
4.250 0.2341 0.07483 0.06707 -0.0357 0.6735 0.6904
4.500 0.2653 0.07602 0.06826 -0.0385 0.6750 0.6895
4.750 0.1952 0.08082 0.07326 -0.0337 0.7101 0.6881
5.000 0.2420 0.08251 0.07492 -0.0387 0.7071 0.6877
5.250 0.2338 0.08292 0.07537 -0.0373 0.6994 0.6869
5.500 0.2683 0.08406 0.07650 -0.0408 0.6940 0.6871
5.750 0.3184 0.08613 0.07857 -0.0463 0.6912 0.6881
6.000 0.3078 0.08654 0.07903 -0.0448 0.6815 0.6881
6.250 0.3517 0.08812 0.08060 -0.0494 0.6769 0.6892
6.500 0.3566 0.08947 0.08199 -0.0500 0.6697 0.6894
6.750 0.3906 0.09077 0.08331 -0.0535 0.6627 0.6901
7.000 0.4457 0.09303 0.08562 -0.0589 0.6595 0.6913
7.250 0.4313 0.09358 0.08623 -0.0570 0.6480 0.6915
7.500 0.4792 0.09532 0.08803 -0.0602 0.6441 0.6930
7.750 0.4687 0.09625 0.08902 -0.0588 0.6325 0.6934
8.000 0.5750 0.09195 0.08474 -0.0625 0.5965 0.6971
8.250 0.5675 0.09533 0.08822 -0.0627 0.5959 0.6980
8.500 0.5740 0.09645 0.08943 -0.0627 0.5836 0.6995
8.750 0.5760 0.09976 0.09283 -0.0639 0.5841 0.7008
9.000 0.6617 0.09513 0.08823 -0.0671 0.5518 0.7048
9.250 0.6727 0.09695 0.09012 -0.0683 0.5399 0.7061
9.500 0.7287 0.09539 0.08869 -0.0698 0.5348 0.7086
9.750 0.7260 0.09766 0.09107 -0.0694 0.5220 0.7097
10.000 0.7397 0.09905 0.09258 -0.0696 0.5115 0.7112
10.250 0.7817 0.09832 0.09198 -0.0709 0.5050 0.7141
10.500 0.7890 0.10027 0.09403 -0.0712 0.4927 0.7161
10.750 0.8468 0.09839 0.09231 -0.0736 0.4883 0.7203
11.000 0.8534 0.10045 0.09448 -0.0741 0.4750 0.7222
11.250 0.9003 0.09802 0.09226 -0.0739 0.4709 0.7255
11.500 0.9106 0.09919 0.09357 -0.0738 0.4582 0.7275
11.750 0.9213 0.10052 0.09504 -0.0738 0.4453 0.7295
12.000 0.9858 0.09601 0.09075 -0.0748 0.4419 0.7340
12.250 1.0016 0.09677 0.09165 -0.0752 0.4284 0.7365
12.500 1.0683 0.09005 0.08523 -0.0743 0.4262 0.7414
12.750 1.0837 0.08992 0.08530 -0.0736 0.4128 0.7444
13.000 1.1115 0.08823 0.08381 -0.0732 0.4008 0.7482
13.250 1.1946 0.07845 0.07437 -0.0728 0.3976 0.7543
13.500 1.2288 0.07528 0.07146 -0.0718 0.3828 0.7580
13.750 1.2450 0.07515 0.07149 -0.0712 0.3594 0.7614
14.000 1.2812 0.07244 0.06866 -0.0706 0.3128 0.7663
14.250 1.2859 0.07366 0.06926 -0.0692 0.2488 0.7691
14.500 1.2701 0.07808 0.07326 -0.0682 0.2065 0.7706
14.750 1.2561 0.08257 0.07736 -0.0676 0.1732 0.7723
15.000 1.2475 0.08663 0.08113 -0.0673 0.1460 0.7743
15.250 1.2456 0.08996 0.08425 -0.0671 0.1242 0.7767
15.500 1.2485 0.09284 0.08696 -0.0671 0.1071 0.7793
15.750 1.2553 0.09536 0.08935 -0.0673 0.0932 0.7821
16.000 1.2652 0.09733 0.09126 -0.0671 0.0820 0.7850
16.250 1.2765 0.09897 0.09287 -0.0666 0.0727 0.7883
16.500 1.2940 0.09994 0.09369 -0.0661 0.0643 0.7924
16.750 1.3030 0.10252 0.09646 -0.0664 0.0585 0.7962
17.000 1.3226 0.10362 0.09753 -0.0660 0.0527 0.8003
17.250 1.3280 0.10644 0.10061 -0.0663 0.0488 0.8038
17.500 1.3527 0.10731 0.10139 -0.0658 0.0443 0.8087
17.750 1.3490 0.11158 0.10603 -0.0669 0.0422 0.8118
18.000 1.3506 0.11513 0.10980 -0.0679 0.0399 0.8151
18.250 1.3554 0.11812 0.11292 -0.0685 0.0380 0.8190
18.500 1.3629 0.12149 0.11639 -0.0691 0.0360 0.8235
18.750 1.3478 0.12722 0.12249 -0.0714 0.0355 0.8265
19.000 1.3322 0.13330 0.12891 -0.0742 0.0349 0.8294
19.250 1.3156 0.13958 0.13552 -0.0771 0.0346 0.8321
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S830 Airfoil (s830-nr)